飞机总体设计-5第五讲-主要参数选择-大飞机

主要参数选择航空科学与工程学院飞机系飞机总体设计第五讲

1第五讲主要参数选择5.1推重比和翼载荷确实定方法5.2起飞重量估算5.1推重比和翼载荷确实定方法一般飞机设计要求中除了有载荷要求外，还有航程、续航时间及巡航速度。有时还会规定下述要求：失速速度；起飞场长；着陆场长；巡航速度〔或最大速度〕；爬升率，分为全发工作状态(AEO)及单发停车状态(OEI)；爬升到指定高度所需时间。35.1.1飞机设计参数为了满足上述要求，这里给出快速初估以下设计参数的方法：起飞重量WTO〔Take-offgrossweight，也即W0〕机翼面积S(Wingarea)起飞推力TTO(Take-offThrust，也即T)或起飞功率PTO(Take-offpower)本方法将得出可以满足某种性能要求的机翼载荷、推重比或功重比的范围。45.1.1飞机设计参数选择许用范围内的最高的机翼载荷以及最低的推重比的数值，便能在满足性能要求的前提下得到最轻的重量和最低的本钱的飞机方案。因此这里所讨论的飞机设计参数，对飞机设计要求起主导作用，而且在飞机概念设计阶段必须慎重选择。相对参数起飞推重比

(Take-offThrust-weightRatio)起飞翼载

(Take-offwingloading)55.1.2飞机设计参数选择要点推重比的物理意义是:为了实现飞机的某种性能，单位飞机重量所需的推力。翼载的物理意义是:为了实现飞机的某种性能，单位机翼面积所需承载的飞机重量。65.1.2飞机设计参数选择要点飞机设计参数估算的任务——为了到达设计要求〔有用载荷、飞行性能参数以及所用设计标准规定的各种要求〕，去寻求那些能够很好地满足设计要求的设计参数值。估算的方法因设计公司各异，这些方法的差异主要表现在：原始数据的来源不同〔统计的，实际值和理论值〕；解法的起点、步骤的不同；某些过程处理方法的细节不同。75.1.2飞机设计参数选择要点但凡利用统计资料，参照原准机，主要依靠经验进行飞机设计参数估算的方法，称之为“原准统计法〞。但凡利用统计数据或实际结果作为原始数据，而主要以数学解析或数学规划方法求解，那么称之为"统计分析法"。85.1.3推重比推重比的估计在设计的初期，可以根据一些不同类型飞机的统计数据进行选择，作为初次近似之用95.1.3推重比用曲线拟合105.1.3推重比推重比的估算〔推力匹配〕对推重比的选择，也可利用飞机性能计算中的一些计算表达式进行估算〔此时需对某些原始数据选用一些统计数据〕。例如，某些对巡航(Cruise)效率要求较高的飞机，可按下式估算推重比115.1.3推重比巡航状态的推重比换算到起飞状态的推重比一般有对于螺旋桨飞机(L/D)cr=(L/D)max。

对于喷气飞机(L/D)cr=0.866(L/D)max。一般飞机开始巡航时的重量Wcr/WTO=0.975。一般飞机巡航时装有轮喷气发动机飞机Tcr/TTO=0.40～0.70。涡轮螺桨飞机Tcr/TTO=0.60～0.80。高内外涵道比涡轮风扇发动机Tcr/TTO=0.20～0.25。低内外涵道比涡轮风扇发动机Tcr/TTO=0.40～0.70。活塞式发动机飞机Pcr/PTO=0.75。5.1.3推重比对于装高涵道比涡轮风扇发动机的旅客机13

翼载翼载指的是起飞的翼载，机翼面积是参考面积〔不是外露面积〕翼载影响失速速度，爬升率，起降性能，盘旋性能，决定设计升力系数，通过浸润面积和翼展的影响而影响阻力。对飞机总重有很大的影响。估算翼载方法：根据满足某一些性能要求的条件,推导得出翼载和推重比的函数关系，由此确定满足与不满足某些性能的界限线，用来选择设计参数。按失速速度要求按起飞距离要求按着陆要求按巡航速度要求按爬升和下降要求5.1.4翼载按失速速度要求失速速度直接由翼载和最大升力系数确定，是影响飞行平安的主要因素。在飞机设计要求中，为了确保飞行的平安，都规定了飞机的失速速度。平飞时处于失速速度〔VStall〕和最大升力系数〔CLmax〕状态，飞机的重量与升力平衡。155.1.4翼载适航标准第23部要求：单发飞机的失速速度在最大起飞重量下不得大于61kn〔浬/小时，合113km/h〕；多发飞机在起飞重量小于2700kg时，除非满足一定的梯度要求，也不得大于61kn。25部的飞机没有这类最小失速速度的要求。165.1.4翼载明确几点进场速度=k·失速速度〔k：民用飞机1.3，军用飞机1.2，舰载1.15〕失速速度在设计要求或设计标准中有明确规定，例如：FAR23要求飞机〔总重低于5670kg〕失速速度满足VStall≤113KM/h。有些情况下，设计要求中给定进场速度，进而计算失速速度最大升力系数取决于机翼参数，增升装置的配置，在设计之初可选用统计数据。一般情况下，对大多数飞机约为CLmax=1.2～3.0〔约为翼型CLmax的90%〕。起飞状态的最大升力系数约为着陆状态的80%。175.1.4翼载185.1.4翼载例如，对螺旋桨式飞机规定:

VStall≯93KM/h(襟翼全放下)

VStall﹤111KM/h〔收起襟翼〕5.1.4翼载205.1.4翼载按起飞距离要求

据统计STO=1.66*STOG

〔该图针对23部的飞机〕215.1.4翼载飞机的起飞距离取决于如下因素：1、起飞重量WTO

2、起飞速度VTO

3、起飞时的推重比(T/W)TO或功率载荷(W/P)TO及螺旋桨特性4、空气阻力CDG

5、地面摩擦系数μg

6、驾驶员技术。225.1.4翼载σ—

起飞高度的空气密度与海平面空气密度的比值。统计样本显示LTO与(TOP)25有相关性，其拟合方程为如(TOP)25的量纲取为kg/m2，那么其与起飞场长的关系为飞机的起飞滑跑距离LTO与起飞参数(TOP)25有关235.1.4翼载5.1.4翼载255.1.4翼载螺旋桨飞机：

喷气飞机：

对于螺旋桨式〔涡桨或桨扇式〕，需要将起飞所要求的T/W换成W/P。统计数字显示的经验换算关系如下，式中TTO为起飞推力，lb，PTO为起飞马力，hp。因此确定机翼载荷与起飞场长和推(功)重比的关系式为26例如：某喷气客机，设计要求中规定：

1〕LTO<1524M;

2)H=2500M〔标准大气〕，σ=0.7865.1.4翼载275.1.4翼载按着陆要求选参数飞机的着陆距离取决于如下因素：1、着陆重量WL

2、着陆速度VA

3、接地后的减速方法4、飞机的飞行品质5、飞行员的技术

对于喷气式旅客机，飞机最大着陆重量WL应近于起飞重量，平均着陆重量应为WTO的0.84倍。

对军用机，应以起飞重量减去50%的燃油重量做为着陆重量。285.1.4翼载着陆距离[飞机设计手册5—民用飞机总体设计]飞机以着陆速度触地、滑跑到完全停止时的距离，称为着陆滑跑距离SLG(landinggroundroll)。FAR23规定：以进场速度VA(Approachspeed)滑翔，越过15.24M〔50英尺〕高度，以着陆速度触地、滑跑、停止，飞机越过的机场长度与着陆滑跑距离之和称为着陆距离SL。一般着陆速度为Vstall的1.15倍。进场速度VA规定如下：对民机VA=1.3Vstall

对军机VA=1.2Vstall

295.1.4翼载进场速度Vapp规定为失速速度VSL的1.3倍，此处失速速度为着陆形态：着陆襟翼、起落架放下、无动力。

着陆距离与进场速度之间的统计关系的拟合式为

当规定了着陆距离之后，就可以算出所需着陆失速速度，由此转化为对着陆翼载荷及着陆最大升力系数的要求。式中，LL以m计，Vapp以m/s计。根据进场速度与失速速度的关系，得到5.1.4翼载可用不可用315.1.4翼载在FAR中，考虑到驾驶员的驾驶技术不同，和可能遇到的一些变化情况，规定了一个平安的机场长度SFL，其值为SFL=SL/0.6。有时在设计要求中给定SFL的具体数据。325.1.4翼载按巡航速度要求选参数[飞机设计手册5—民用飞机总体设计]巡航速度也是一种平飞速度，其算式为:

设计要求中已规定了巡航速度〔或巡航M数〕和巡航高度，那么q值就是的。如果再知道CD0、A、e各值，就可按该式表达出起飞翼载和推重比的关系式。335.1.4翼载机翼展弦比A已在部件参数选择时选定或初步选择统计值升力效率系数e〔Oswardsefficiencyfactor〕，在巡航状态下可近似取为，或按经验公式计算：后掠：直机翼：零升阻力系数CDO确实定，可按飞行力学中介绍的方法估算。或用统计分析方法。345.1.4翼载最大航程的翼载螺旋桨飞机：喷气飞机：待机续航翼载螺旋桨飞机：喷气飞机：355.1.4翼载例如一架喷气客机：

1〕WTO=4536kg〔10000lb〕

2〕巡航M数M=0.9

3〕巡航高度在11000m

4〕考虑压缩性影响5.1.4翼载许多飞机的浸湿面积与飞机的起飞重量显著相关。可以暂不考虑飞机的具体外形，通过统计规律来对飞机的浸湿面积作出初步估计。统计数据的分散主要是因为机翼载荷、驾驶舱形状以及发动机短舱的不同引起的。但大局部飞机的数据落在10%的误差带内。因此可以用相关的对数回归式表述如下对于喷气式客机，c=0.0199，d=0.7531，因此式中，WTO的量纲为lb，Swet的量纲为ft2。375.1.4翼载还可以根据WTO值，由图查得浸湿面积。因此Swet=1080ft2=100.4m2385.1.4翼载

根据飞机蒙皮当量摩擦因素的统计表，查得Cf=0.0030。再由蒙皮当量摩擦因素与a、b的对应关系，得到民用运输机的a=-2.5229，b=1.0。由当量迎风面积与飞机浸润面积的对数回归方程，得到飞机的当量迎风面积。对于民用运输机，有因此，f=0.301m2395.1.4翼载还可以由统计曲线查图得到飞机的当量迎风面积。405.1.4翼载按统计选择一参考翼载为293〔kg/M2)，从而可知参考机翼面积Sref=15.48M2计算CDo值按统计数据估计压缩性的影响：5.1.4翼载机翼平面参数的统计，设A=5，e=0.85.1.4翼载根据统计数据，低函道比的涡扇发动机巡航与起飞的推力比约为0.4~0.7，轻型飞机起飞用燃油约为10%，那么因此435.1.4翼载最大升阻比计算5.1.4翼载按巡航Ma数要求绘制(W/S)TO与(T/W)TO关系曲线可行区455.1.4翼载465.1.4翼载按转弯率要求定参数某些战斗机的战术技术要求中规定了对飞机转弯率或的要求。这是考虑到飞机在发射空-空导弹时，飞机能否迅速、准确地转向目标，并发射成功。对于进行空中机炮互射时，具有较大转弯率的飞机，就能够利用高转弯率飞到敌机前方的有利攻击位置。一般说来，最好的转弯率为每秒20°475.1.4翼载如果转弯过急，飞机阻力增加很多，会使飞行速度下降和飞行高度降低，这种情况的转弯率称为瞬时转弯率〔InstantaneousTurnRate)。如果飞机的推力能充分满足转弯过程中保持速度和高度的需求，这时的转弯率称为稳定转弯率(SustainedTurnRate)。485.1.4翼载瞬时转弯

如果计算出的载荷因数n值大于设计标准的规定值，那么我们将认为规定值为极限值。翼载的要求值可由下式解出：

495.1.4翼载

在概念设计阶段，战斗时最大可用升力系数可取为0.6～0.8〔只有简单的前缘襟翼〕。如果战斗机具有较复杂的前、后缘襟翼系统，最大可用升力系数可取为。值得注意的是，这时飞机的总重，由于燃油的消耗，一般可近似取为WTO的85%。505.1.4翼载稳定转弯

如果式中根号项为负值，那么方程无解。这时不考虑翼载，而按给定的n值，用下式计算：515.1.4翼载例如：求瞬时转弯时的翼载。

战术技术要求规定：

1.=20°/sec

2.V=180M/sec

3.H=6096M

4.q=1084kg/M2

设CLmax=1.4525.1.4翼载将n=6.5代入式可得战斗时翼载值为

kg/M2

由统计

故

kg/M2535.1.4翼载绘制

和

曲线〔假设CLmax=1.8时，

=353kg/M2；CLmax=2.0时,

=392kg/M2〕545.1.4翼载按爬升和下降要求定参数爬升率垂直速度〔ft/min,m/min)计算时〔m/s，ft/s〕爬升梯度=垂直距离/水平距离=θ由得到将阻力公式代入上式，得到关于翼载的一元二次方程555.1.4翼载求解得到翼载可得5.1.4翼载〔T/W=0G取负值可计算规定下滑角需要的翼载〕取θ=0.3rad=17°，那么575.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的选择5.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的选择根据飞机设计要求，应用了飞行力学的理论和对现有飞机的一些统计数据，寻求满足某项设计要求的翼载〔W/S〕TO和推重比〔T/W〕TO的函数关系式，并在平面座标上绘制出相应的曲线。在曲线的一边为可选区域，即所选的〔W/S〕TO和〔T/W〕TO值能满足某项性能的取值范围；另一边为不可选区。如果把各项设计要求的翼载与推重比的关系曲线界限线绘制在同一座标平面上，即成为综合界限图。5.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的选择它是一个寻求满足各项要求的翼载和推重比的可选平面域。这一可选平面域的可选区与不可选区形成的边界线，是一种满足各项设计要求的〔W/S〕TO与〔T/W〕TO函数关系的综合曲线。595.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的选择605.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的选择一般情况下应考虑以下几个原那么：应选择靠近可选域底部的值，这样可使结构重量下降和有用载重增大。不能选择太低的(W/S)TO值，它将会增加重量和本钱。应对设计要求进行综合分析，要多照顾主要的设计要求，应稍离开界限线，以留有充足的裕量。615.2

起飞重量估算5.2.1起飞总重WTO估算的统计分析法625.2.1起飞总重WTO估算的统计分析法其中：WPL为有用载重，它包括乘员组、旅客、随身行李、货物、机上效劳用品。对军用机包括弹药、炸弹和外挂可投掷或发射的武器弹药。WF为飞机的燃油重量，它包括试车、暖机、任务用油或备用油量等。WE为空机重量，它包括飞机结构壳体重量、飞机各运行系统、飞机仪表设备、电气设备、发动机重量和保证发动机运行的一些系统的重量。对军用机还包括固定武器、挂弹架、发射架等重量。6364655.2.2燃油重量的估算参见第三讲6667685.2.2燃油重量的估算例题：某喷气客机总重的估算有用载重：150名乘客〔79kg/人，行李14kg/人〕,2名驾驶员和3名效劳员〔79kg/人，行李14kg/人〕；航程：2780KM；巡航高度：10.60KM；巡航速度：在巡航高度上M=0.82；爬升：以WTO重量，可直接爬升到巡航高度；起飞和着陆：按FAR25规定机场跑道长度为1524M，着陆重量为起飞重量的85%；客舱增压：10.60KM高度的客舱压力，相当于1524M高度的大气压力；动力：二台涡轮风扇发动机。695.2.2燃油重量的估算705.2.2燃油重量的估算1确定有用载荷：

〔Kg)2设定一个WTO的可能值：

参考如下统计资料飞机名称WPL(Kg)WTO(Kg)Vcr航程(Km)

Boeing737-3001587661235

3002McDDDC9-801723763503M=0.83706Air